RU2812955C1 - Aircraft hydraulic power transmission unit - Google Patents
Aircraft hydraulic power transmission unit Download PDFInfo
- Publication number
- RU2812955C1 RU2812955C1 RU2023116704A RU2023116704A RU2812955C1 RU 2812955 C1 RU2812955 C1 RU 2812955C1 RU 2023116704 A RU2023116704 A RU 2023116704A RU 2023116704 A RU2023116704 A RU 2023116704A RU 2812955 C1 RU2812955 C1 RU 2812955C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- hydraulic system
- motors
- subsystems
- aircraft
- pump
- Prior art date
Links
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 title claims abstract description 12
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000011022 operating instruction Methods 0.000 description 1
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в аварийных системах гражданских самолётов.The invention relates to aviation technology and can be used in emergency systems of civil aircraft.
Известна гидравлическая система самолёта Ил-76 ТД [Самолёт Ил-76 ТД инструкция по технической эксплуатации. Часть III, глава 33. Гидравлическая система // ОКБ Ильюшина, 1978 г.], состоящая из четырёх независимых подсистем, где при отказе основного и резервного источника питания любой подсистемы предусмотрено многократное дублирование рулевых машин на каждом канале управления от каждой подсистемы.The hydraulic system of the Il-76 TD aircraft is known [Il-76 TD aircraft technical operating instructions. Part III, Chapter 33. Hydraulic system // Ilyushin Design Bureau, 1978], consisting of four independent subsystems, where in the event of failure of the main and backup power sources of any subsystem, multiple duplication of steering gears is provided on each control channel from each subsystem.
Недостатками такой конструкции является её избыточность по количеству источников питания и рулевых машин.The disadvantages of this design is its redundancy in the number of power sources and steering gears.
Известна гидравлическая система самолёта ТУ-154 [Техническое обслуживание гидросистемы самолета ТУ-154. / Методические указания к практической работе. Самарск. гос. аэрокос. унив-т. Сост. В.П. Показеев Самара, 2002. 48 с.], состоящая из трёх подсистем, где при отказе основного и резервного источника питания первой подсистемы для передачи мощности из второй и третьей подсистемы в первую применяется кран (клапан) перепуска.The hydraulic system of the TU-154 aircraft is known [Maintenance of the hydraulic system of the TU-154 aircraft. / Guidelines for practical work. Samarsk state aerocos. univ. Comp. V.P. Pokazeev Samara, 2002. 48 p.], consisting of three subsystems, where in case of failure of the main and backup power sources of the first subsystem, a bypass tap (valve) is used to transfer power from the second and third subsystems to the first.
Недостатками такой конструкции является потеря рабочей жидкости исправной подсистемы при подпитке аварийной подсистемы с дальнейшем выходом из строя всей гидравлической системы, а также ограниченного по времени аварийного перепуска мощности.The disadvantages of this design are the loss of working fluid of a serviceable subsystem when replenishing the emergency subsystem with subsequent failure of the entire hydraulic system, as well as a time-limited emergency power bypass.
Известна гидравлическая система самолёта [Патент на изобретение RU 2 455 197 C1, МПК B64C 13/36 Опубл. 10.07.2012 Бюл. № 19], состоящая из трёх подсистем, где при отказе основного и резервного источника питания первой подсистемы для передачи мощности из второй подсистемы в первую применяется блок передачи мощности (PTU), состоящий из нерегулируемого гидромотора, соединённого механически с валом нерегулируемого насоса, и включающегося в работу при управляющей команде.The hydraulic system of an aircraft is known [Patent for invention RU 2 455 197 C1, IPC B64C 13/36 Publ. 07/10/2012 Bulletin. No. 19], consisting of three subsystems, where in the event of failure of the main and backup power sources of the first subsystem, a power transmission unit (PTU) is used to transfer power from the second subsystem to the first, consisting of an unregulated hydraulic motor connected mechanically to the shaft of an unregulated pump, and included in working with the management team.
Недостатками такой конструкции является однонаправленная передача энергии (только от второй в первую подсистему), а также невозможность передачи энергии от третьей подсистемы.The disadvantages of this design are unidirectional energy transfer (only from the second to the first subsystem), as well as the impossibility of energy transfer from the third subsystem.
Известен аварийный привод выпуска шасси [Патент на изобретение RU 2 780 009 C1, МПК B64C 25/22, B64С 25/30 Опубл. 19.09.2022 Бюл. №26], состоящий из нерегулируемых гидромотора и насоса, управляемые пропорциональным дросселем по давлению аварийной подсистемы, позволяющий регулировать объёмы передаваемой в аварийную систему энергии, тем самым повышая надёжность и экономичность гидросистемы самолёта.An emergency landing gear release drive is known [Patent for invention RU 2 780 009 C1, IPC B64C 25/22, B64C 25/30 Publ. 09/19/2022 Bulletin. No. 26], consisting of an unregulated hydraulic motor and pump, controlled by a proportional throttle based on the pressure of the emergency subsystem, which allows you to regulate the volume of energy transferred to the emergency system, thereby increasing the reliability and efficiency of the aircraft hydraulic system.
Недостатком такой конструкции является однонаправленная передача энергии, низкий КПД, так как ограничение передаваемой мощности осуществляется дроссельным способом.The disadvantage of this design is unidirectional energy transmission and low efficiency, since the transmitted power is limited by throttling.
Известен блок передачи мощности гидравлической системы самолёта [Патент на изобретение RU 2 774 276 C1, МПК B64C 13/36, F15B 15/18 Опубл. 16.06.2022 Бюл. №17], состоящий из нерегулируемого насоса и регулируемого по расходу гидромотора, позволяющий управлять количеством передаваемой энергии изменением рабочего объёма гидромотора.A known power transmission unit for an aircraft hydraulic system [Patent for invention RU 2 774 276 C1, IPC B64C 13/36, F15B 15/18 Publ. 06/16/2022 Bulletin. No. 17], consisting of an unregulated pump and a flow-controlled hydraulic motor, which allows you to control the amount of transmitted energy by changing the working volume of the hydraulic motor.
Недостатками такой конструкции является однонаправленная передача энергии (только от гидромотора к насосу), а также невозможность включения более двух подсистем.The disadvantages of this design are the unidirectional transmission of energy (only from the hydraulic motor to the pump), as well as the impossibility of switching on more than two subsystems.
Задачей изобретения является расширение функциональных возможностей устройства.The objective of the invention is to expand the functionality of the device.
Технический результат - повышение работоспособности и надёжности гидросистемы самолёта за счёт многонаправленной передачи энергии между тремя подсистемами гидросистемы самолёта с использованием регулируемых насос-моторов.The technical result is an increase in the performance and reliability of the aircraft hydraulic system due to multidirectional energy transfer between three subsystems of the aircraft hydraulic system using adjustable pump-motors.
Поставленная задача решается, а технический результат достигается блоком передачи мощности гидравлической системы самолёта, характеризующимся тем, что содержит три регулируемых аксиально-поршневых насос-мотора, положение наклонных шайб которых для регулирования характерного рабочего объема насос-моторов управляется пропорциональными регуляторами, посредством штоков управляющих гидроцилиндров и посредством воздействия пропорциональных гидрораспределителей с электромагнитным управлением и с пружинным возвратом, при этом аксиально-поршневые насос-моторы соединены механическим валом и подключены к трем подсистемам гидросистемы самолета, при этом регулируемые аксиально-поршневые насос-моторы выполнены с возможностью устанавливаться как в положение насосов, так и моторов, что позволяет осуществить многонаправленную передачу энергии между подсистемами.The task is solved, and the technical result is achieved by the power transmission unit of the aircraft hydraulic system, characterized by the fact that it contains three adjustable axial piston pump-motors, the position of the inclined washers of which, to regulate the characteristic working volume of the pump-motors, is controlled by proportional regulators, through the rods of control hydraulic cylinders and through the action of proportional hydraulic valves with electromagnetic control and spring return, while the axial piston pump-motors are connected by a mechanical shaft and connected to three subsystems of the aircraft hydraulic system, while the adjustable axial piston pump-motors are designed to be installed in both the pump and pump positions. and motors, which allows for multidirectional energy transfer between subsystems.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображена принципиальная схема устройства, на фиг. 2 схема управления пропорционально-регулируемым насос-мотором.The essence of the invention is illustrated by drawings, where in Fig. 1 shows a schematic diagram of the device, Fig. 2 control circuit of a proportionally controlled pump-motor.
Блок передачи мощности гидравлической системы самолёта (фиг. 1) состоит из трёх пропорционально регулируемых аксиально-поршневых насос-моторов 1, соединённых валами в единую механическую систему 2 и подключенных соответственно к подсистемам 3 гидравлической системы самолёта (ПС1, ПС2, ПС3). Каждый аксиально-поршневой насос-мотор 1 (Фиг. 2) управляется пропорциональным регулятором, состоящим из управляющего гидроцилиндра 4 с датчиком положения 5. Перемещение управляющего гидроцилиндра обеспечивается пропорциональным многопозиционным четырёх-линейным гидрораспределителем 6 с электромагнитным управлением и пружинным возвратом.The power transmission unit of the aircraft hydraulic system (Fig. 1) consists of three proportionally adjustable axial piston pump-motors 1, connected by shafts into a single mechanical system 2 and connected, respectively, to subsystems 3 of the aircraft hydraulic system (PS1, PS2, PS3). Each axial piston pump-motor 1 (Fig. 2) is controlled by a proportional regulator consisting of a control hydraulic cylinder 4 with a position sensor 5. The movement of the control hydraulic cylinder is ensured by a proportional multi-position four-line hydraulic valve 6 with electromagnetic control and spring return.
Блок передачи мощности гидравлической системы самолёта работает следующим образом. При возникновении необходимости передать энергию из одной подсистемы в другую (аварийная ситуация, дефицит мощности, работа одного двигателя из двух и т.д.) бортовой компьютер самолёта задаёт управляющие сигналы, устанавливающие положение наклонных шайб аксиально-поршневых насос-моторов в зависимости от потребностей и возможностей каждой подсистемы. Регулируемые насос-моторы при этом могут устанавливаться как в положение насосов, так и моторов, что позволяет осуществить многонаправленную передачу энергии между подсистемами, например из ПС3 в ПС2 и ПС1 или из ПС1 и ПС2 в ПС3. Соотношение передаваемой энергии так же является управляемым, что позволяет повысить КПД и осуществить перенаправление потоков мощностей между подсистемами. Жёсткая связь насос-моторов валами исключает перетекание рабочей жидкости и позволяет сохранить герметичность исправных подсистем.The power transmission unit of the aircraft hydraulic system operates as follows. If there is a need to transfer energy from one subsystem to another (emergency situation, power shortage, operation of one engine out of two, etc.), the aircraft’s on-board computer sets control signals that set the position of the swash plates of the axial piston pump-motors depending on the needs and capabilities of each subsystem. In this case, adjustable pump-motors can be installed both in the position of pumps and motors, which allows for multidirectional energy transfer between subsystems, for example, from PS3 to PS2 and PS1 or from PS1 and PS2 to PS3. The ratio of transmitted energy is also controllable, which makes it possible to increase efficiency and redirect power flows between subsystems. The rigid connection of the pump-motor shafts eliminates the flow of working fluid and allows you to maintain the tightness of serviceable subsystems.
Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет расширить функциональные возможности блока передачи мощности гидравлической системы самолёта и осуществить многонаправленную передачу энергии между подсистемами гидросистемы самолёта, а также позволяет включить в работу три и более подсистем гидросистемы самолёта, что повышает КПД и исключает перетекание рабочей жидкости между подсистемами.Thus, the proposed technical solution makes it possible to expand the functionality of the power transmission unit of the aircraft hydraulic system and to carry out multidirectional energy transfer between the subsystems of the aircraft hydraulic system, and also allows the inclusion of three or more subsystems of the aircraft hydraulic system, which increases efficiency and eliminates the flow of working fluid between subsystems.
Claims (1)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2812955C1 true RU2812955C1 (en) | 2024-02-06 |
Family
ID=
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2455197C1 (en) * | 2010-11-22 | 2012-07-10 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Aircraft hydraulic system |
| RU2529111C1 (en) * | 2013-06-24 | 2014-09-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие "Резонанс" | Hydraulic machine with hydrostatic transmission |
| CN103569352B (en) * | 2012-07-26 | 2016-06-08 | 空中客车德国运营有限责任公司 | For producing the method for hydraulic power, the application of hybrid power control unit and drive system in aircraft |
| RU179892U1 (en) * | 2017-08-15 | 2018-05-28 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А. Чаплыгина" | Hydraulic Aircraft Flaps Harvesting System |
| RU2774276C1 (en) * | 2021-11-26 | 2022-06-16 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Aircraft hydraulic power transmission unit |
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2455197C1 (en) * | 2010-11-22 | 2012-07-10 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Aircraft hydraulic system |
| CN103569352B (en) * | 2012-07-26 | 2016-06-08 | 空中客车德国运营有限责任公司 | For producing the method for hydraulic power, the application of hybrid power control unit and drive system in aircraft |
| RU2529111C1 (en) * | 2013-06-24 | 2014-09-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие "Резонанс" | Hydraulic machine with hydrostatic transmission |
| RU179892U1 (en) * | 2017-08-15 | 2018-05-28 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А. Чаплыгина" | Hydraulic Aircraft Flaps Harvesting System |
| RU2774276C1 (en) * | 2021-11-26 | 2022-06-16 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Aircraft hydraulic power transmission unit |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP5668259B2 (en) | Hydraulic drive circuit | |
| CN102226453B (en) | Dual-redundancy electro hydraulic servo actuator | |
| EP3273069B1 (en) | Smart load-sensitive electro-hydrostatic actuator | |
| JP2011513680A (en) | Hydraulic actuator with floating piston | |
| US20170009784A1 (en) | Hydraulic control system and method | |
| US6796526B2 (en) | Augmenting flight control surface actuation system and method | |
| EP2631171B1 (en) | Aircraft actuator hydraulic system | |
| US8596575B2 (en) | Aircraft actuator | |
| CN110985460B (en) | Method suitable for switching working conditions of multi-working-condition redundant servo mechanism | |
| EP2867119B1 (en) | Zonal hydraulic systems and methods | |
| US20140060034A1 (en) | Electro-Hydraulic Control Design for Pump Discharge Pressure Control | |
| RU2812955C1 (en) | Aircraft hydraulic power transmission unit | |
| CN110374944B (en) | Aircraft hydraulic system with dual spool valve and method of use | |
| CN106257060B (en) | Non-similar redundancy electric steering device | |
| US6817067B2 (en) | Tandem electrohydrostatic actuator | |
| CA3021472A1 (en) | Hydraulic no-back device | |
| US6813885B2 (en) | Electrohydraulic setting device | |
| EP3453892B1 (en) | Electric hydraulic actuation system for a safety critical application | |
| US11280357B1 (en) | Hydraulic variable pump set and excavator | |
| US3270508A (en) | Electro-hydraulic servo power control system | |
| RU2803904C1 (en) | Aircraft hydraulic power transmission unit | |
| RU2256823C2 (en) | Hydromechanical drive for flying vehicle control systems | |
| CN118008905A (en) | Electro-hydrostatic actuator and control method thereof | |
| JP2023035324A (en) | hydraulic drive circuit | |
| EP3489529A1 (en) | Mode valve assembly |